一种高效的组合动导数分量数值模拟算法

基于传统网格速度法,发展了在流场网格不变的情况下,数值模拟沉浮运动、纯俯仰运动和俯仰振荡运动的算法,提出了一套直接求解旋转阻尼导数和洗流时差导数的方法,该方法不需要实时更新网格,减少了计算时间和所需内存,避免了负体积的出现。首先通过NACA 0006的阵风响应和NACA 0012翼型的强迫俯仰振荡,验证了程序和方法的正确性;然后数值模拟了BFM(basic finner missile)标准模型的沉浮运动、纯俯仰运动和俯仰振荡运动,并计算了其旋转阻尼导数、洗流时差导数和组合动导数,所得结果与动网格方法和风洞试验值吻合,最大误差不超过4%,进一步验证了该方法的正确性。     

基于刚性动网格技术的动导数数值模拟

基于刚性动网格技术,建立了俯仰动导数的非定常数值计算方法.首先使用小幅度强迫俯仰振荡方法求解俯仰组合动导数,然后利用小幅度强迫升沉振荡方法求解洗流时差导数,通过两者相减即可得到俯仰阻尼导数.利用国际动导数标准模型Finner导弹进行算例验证,计算得到的俯仰组合动导数与试验值误差为2.76%,洗流时差导数值约为俯仰阻尼导数的11.5%,与文献的结果一致.结论表明:动导数单独模拟方法具有较好的工程实用价值,且可以推广到横向以及航向的动导数数值模拟.      

动导数平移实验设备的研制

本文介绍了一种测量洗流时差异数ｍｚ＾－α的实验设备。该设备由步进电机驱动，通过机械传动实现模型的强迫平移振动。实验结果表明：该设备能够理想地实现模型的平移运动。利用此设备，我们在ＦＬ－１风洞中成功的提取了ＳＤＭ标模的洗流时差异数ｍｚ＾－α，达到了分离洗流时差异数ｍｚ＾－α与纵向阻尼导数ｍｚ＾－ωｚ的目的。此设备的开发也为测量其他平移加速度导数（如β）提供了实验设备，积累了实践经验，为动导数的实验研     

某改型飞机时差动导数对尾旋时间历程估算的影响

提供了利用欧拉方法计算的某改型飞机尾旋时间历程结果，文中比较了使用和没使用洗流时差动导数数据对计算结果的影响，说明洗流时差动导数数据在这种模拟计算中是非常重要的，它使计算结果更合理。     

某型飞机时差导数对预测尾旋特性的影响

本文提供了利用欧拉方法计算的某型飞机尾旋时间历程结果，文中比较了是否使用洗流时差动导数数据对计算结果的影响，说明洗流时差动导数数据在这种模拟计算中是非常重要的，它使计算结果更合理。     

弹性飞机纵向机动飞行轨迹计算和分析

考虑气动弹性静变形计算某飞机铅垂纵向平面内的机动飞行轨迹。将飞机当作弹性体，在运用飞行动力学方程计算运动轨迹的同时，针对每个时刻，对飞机的迎角升力线斜率、升降舵升力线斜率、俯仰角速度升力线斜率、迎角俯仰力矩导数、升降舵操纵导数以及俯仰角速度俯仰力矩导数进行气动弹性修正，给升降舵一个阶跃输入，计算出弹性飞行情况的飞行轨迹，并与刚体飞行情况对比，从而说明气动弹性对飞机飞行轨迹的影响。     

基于非定常CFD方法跨声速民用飞机标模俯仰气动导数计算研究

采用非定常计算流体力学(CFD)方法和动网格技术,计算了跨声速民用飞机全机构型TCR气动标准模型在0°~30°迎角范围内气动力系数的时均值、俯仰静导数和俯仰动导数;通过与试验结果对比,研究了非定常CFD方法在较大迎角范围内对包含鸭翼、垂尾等部件的复杂外形气动导数的计算精度。与试验结果对比表明,在16°~24°迎角范围内,受鸭翼和机翼上流动分离再附以及内外翼分离涡相互作用等复杂流动结构的影响,俯仰力矩系数的动导数与试验数据有相对较大的差异。     

钝锥在添质作用下的稳定性导数的分析

本文在国外有关工作的基础上进一步分析了烧蚀引起的添质作用的力学模型及其对球钝锥俯仰力矩稳定性导数的影响机理,一起计入了热—化学延迟效应和气流延迟效应,考虑了边界层为层流以及转捩为湍流的各种情况,探讨了稳定性导数与添质率、边界层转捩位置、热—化学延迟相位角、减缩频率以及攻角等诸因素的关系。并且提供了计算具有添质作用的球钝锥在小攻角下以及在不同边界层流态下的俯仰力矩稳定性导数的一套方法,较前扩展了应用范围。分析表明,当添质率较大,而在重心附近又发生边界层转捩时,钝锥的俯仰阻尼力矩导数可以出现严重的负阻尼情况。本文的计算结果与某些弹道靶试验数据以及飞行试验遥测换算数据相当接近。     

考虑进排气的飞翼静、动态气动特性数值模拟

采用计算流体力学（CFD）数值模拟技术，以二维模型为例，建立了基于小幅度非定常运动的动导数计算方法，构建了考虑喷流引射效应的进排气模型、考虑管道效应的通气模型以及常规的保形模型，分别对其静态以及动态气动特性进行了数值模拟计算，并辨识了其纵向俯仰力矩系数组合动导数。研究表明:非定常动导数辨识方法较为准确可靠，相比保形模型，进排气以及通气模型的静态失速攻角（AOAs）增大，升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数也增大，但力矩系数斜率基本不变，说明静态稳定性差异不大。而相同攻角下，进排气影响下的俯仰力矩系数组合动导数绝对值最大，表明了进排气模型具有最大的动态阻尼，而通气模型次之，保形模型的动导数绝对值最小。      

尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题，通过风洞试验，首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°），俯仰力矩线性增加，全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡；非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°），俯仰力矩非线性增加，机头涡出现，机头涡和进气道前缘涡逐渐增强，机翼涡增强后破裂；衰减区（迎角为35°~65°），俯仰力矩逐渐减小，机头涡增强后破裂，进气道前缘涡破裂发展，机翼涡完全破裂。其次，发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源，机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时，前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大，主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后，提出了大迎角机身扰流板控制技术，产生了较好的控制效果。当迎角为40°时，扰流板可使正俯仰力矩减少62%，其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力，减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

浅谈水洗发动机对大修成本的影响

通过对深圳航空公司CFM56-7B发动机水洗方法改进前后的发动机进厂大修数据进行比较,主要分析HPT导向器报废率的变化,说明改进的发动机水洗方式对于延长发动机在翼时间、降低HPT导向器报废率、节约大修成本起到良好促进作用。     

民用航空发动机水洗时机决策方法

为了解决民用航空发动机定时水洗带来的水洗效果不明显或者未及时水洗的问题,对发动机水洗时机决策方法进行了研究.对水洗效果进行了分析,提出以期望水洗效果作为水洗时机确定的依据.考虑到水洗效果影响因素众多以及水洗样本容量小,将主成分分析与支持向量机结合起来,建立了发动机水洗效果预测模型.基于期望水洗效果以及预测的水洗效果确定合理的水洗时机.验证结果表明,建立的水洗效果预测模型优于多元线性回归模型,也优于单纯的支持向量机模型.     

基于动态重叠网格方法的尾翼对螺旋桨滑流的影响

螺旋桨飞机产生的滑流会对其扫掠过的部件产生显著干扰，研究尾翼部件对滑流的影响有助于将滑流与尾翼的干扰进行解耦分解。采用动态重叠网格方法模拟螺旋桨定轴转动，通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程，数值模拟了某螺旋桨飞机带尾翼构型的有/无滑流状态，通过试验结果对计算方法的正确性进行了验证。在此基础上，分别开展了有/无尾翼构型的滑流计算，结果表明：扣除尾翼气动力后，有/无尾翼的升阻力变化规律基本一致，俯仰力矩由于机身后体修形不同呈线性平移关系；对比有/无尾翼空间切面的速度分布云图、不同空间位置和拉力系数下的下洗角和侧洗角变化曲线，发现尾翼对滑流的影响仅局限在其周围，不同拉力系数下尾翼的干扰规律也基本类似。通过研究认为，在飞机初期设计和选型阶段，螺旋桨滑流与尾翼的相互干扰，可简化为滑流单向对尾翼产生影响，尾翼对滑流的影响可以忽略。     

飞机全、静压系统的迟滞分析与测试

分析静压系统的动态响应，确定表征系统迟滞特性的指标，并未得该指标与试验多数的关系式，提出系统迟滞指标值和压力迟滞量的测试与计算方法，具体应用于JL8飞机静压系统迟滞指标值的测试与计算，以检验其对美军杯MIL－P－26292C的符合性．     

关于H5飞机中断起飞的探讨

通过理论分析和大量的计算，讨论了Ｈ５飞机确定是否可以中断起飞的两个根据，即“中断起飞极限速度”和“剩余跑道长度”的确定，然后分析了在中断起飞时常采取的几项减速措施，经试飞验证表明结果是正确的。     

交互绘图软件数据接口的开发和应用

本文介绍了交互绘图时形成的图形数据接口的开发方法。在两个不同的图形数据结构之间的数据转换方法,即在“MTSCAD2.0”和“AUTOCAD10.0”之间的数据转换。图形数据接口在第二次CAD软件开发中的应用,如利用来开发机床主轴箱、齿轮减速器和机床夹具的CAD系统。     

面向复杂构型飞机的非定常气动力建模与辨识

不论是现代高机动隐身战斗机的设计需求还是常规布局飞机的飞行动力学分析,深入研究大迎角飞行时的非线性非定常气动力模型都极其重要。基于纵向运动小振幅及大振幅强迫振荡试验数据,分析了常规稳定导数模型的准确性,并从导数模型出发发展了简化涡流和分离流时间迟滞效应的非定常气动力线性模型和非线性模型,最后应用风洞典型机动历程模拟试验验证了模型的有效性。结果表明：对于复杂构型高机动飞机模型,发展并改进的非线性微分方程模型可以准确预测飞机不同机动下的非定常气动力特性,具有较强的工程可行性。     

直升机旋翼粘弹性阻尼器性能试验的实现

本文在分析了粘弹性阻尼器的结构和工作原理后,着重描述了粘弹性阻尼器性能试验的技术方法。     

黏弹减摆器非线性特性对直升机前飞空中共振的影响分析

提出了一种基于复模量的黏弹减摆器非线性VKS改进模型,得到了减摆器单频及双频条件下复模量随动幅值变化的非线性特性;采用Floquet传递矩阵法计算了某直升机摆振后退型模态阻尼随前进比的变化。结果表明:直升机前飞时减摆器处于双频工作状态,与悬停时相比,空载及满载时耗能模量分别下降了50%及60%左右;从悬停转入前飞,空载时摆振后退型模态阻尼下降30%、满载时下降37%左右。